为了研究织物结构对三维机织复合材料连接性能的影响,设计了多层多向机织结构和层联机织结构复合材料,建立了开孔连接结构宏细观耦合分析模型,揭示了三维机织复合材料连接失效机制。研究表明:±45°纱所占的比例对复合材料机械连接的挤压强度具有重要影响,±45°纱线的引入,可以提高承载纱线的含量,能够有效改善孔边的应力集中现象;多层多向机织复合材料主要发生0°纱、90°纱和斜向纱的横纵向的损伤,损伤最初发生在孔边并逐渐扩展且呈对称分布,载荷的传递方向和损伤的传播方向呈现角度的特征。

为探究聚酰亚胺纤维铺层角度对复合材料抗高速冲击性能的影响,制备了一系列不同铺层方式的聚酰亚胺纤维增强双马树脂基复合材料层合板,研究了铺层角度对复合材料损伤形貌、弹道极限速度和击穿吸能的影响。结果表明:不同铺层角度层合板内纤维各向异性越大,层合板变形量越大;[0/90]铺层具备最优抗高速冲击性能,非击穿情况下,[0/90]铺层的弹道吸能比[45/0/-45]铺层的弹道吸能效率提升61%,击穿情况下,[0/90]铺层击穿吸能比[30/0/-30]铺层击穿吸能提高68%;铺层角度影响冲击载荷在不同层间沿纤维轴向的传递,[0/90]铺层可以避免纤维横向剪切破坏,因此具备最优抗高速冲击性能。

随着航空航天产业的蓬勃发展,我国对高性能碳纤维复合材料的需求日益增长。杂萘联苯聚醚砜酮[Poly (Phthalazine Ether Sulfone Ketone),PPESK]得益于良好的环氧相容性、可加工性和机械性能,具有在碳纤维/环氧树脂复合材料层间增韧方面的良好应用前景。本研究借助静电纺丝技术,实现了PPESK超细纤维毡的稳定制备,并通过层间铺贴、热压,实现了PPESK与T800级碳纤维/高温环氧树脂预浸料的复合。在预浸料层间添加17 g/m² PPESK超细纤维毡,其复合材料冲击后压缩强度可达391 MPa,表明PPESK对T800级碳纤维复合材料的层间增韧效果较明显。静电纺丝PPESK纤维在碳纤维复合材料增韧领域具有巨大应用潜力。

新一代抗雷击结构复合材料的目标是使复合材料在保持优异力学性能的同时,具备良好的抗雷击性能。将两种微米级导电颗粒引入一种具有较高厚度层间的航空级高韧性复合材料中,研究了导电颗粒对短梁强度、导电性和雷击损伤的影响。结果表明:长棒状镀镍碳纤维粉末在层间形成较好的导电通路,复合材料厚度向电导率提高了361倍,达到了0.622 S/cm,对短梁强度影响较小;镀银四针氧化锌在层间形成与碳纤维层接触较差的导电带,厚度向电导率仅提高了39.6倍,短梁强度较低,但仍显著优于碳纳米管涂层层间改性的复合材料性能。导电改性显著减少了雷击损伤面积和深度,提高了损伤区域的弯曲强度保持率。由于层间厚度大,纤维间导电接触少,损伤受厚度向电导率影响大,雷击损伤均主要为层间树脂击穿或烧蚀造成的大面积分层,明显不同于具有小厚度层间结构的复合材料以小面积烧蚀为主的损伤特征。

随着连续纤维增强热塑性复合材料在航空航天领域的快速发展,针对热塑性复合材料的表面涂装也变得尤为重要,因此,系统地开展了传统的环氧涂层与碳纤维增强聚芳醚酮(CF/PAEK)热塑性复合材料的附着力研究。分别研究喷砂处理、等离子体处理和喷砂处理+等离子体处理三种不同表面处理方式对复合材料表面的微观形貌、粗糙度、接触角和化学性质以及复合材料与环氧涂层间的附着强度的影响。结果表明:三种表面处理方式都能有效增加复合材料与环氧涂层附着强度。其中,通过喷砂处理+等离子体处理后的复合材料表面涂层附着强度最高,为26.6 MPa,与未处理相比提高了23.1%。同时,三种表面处理方式处理后复合材料表面涂层的耐热性能和耐液压油性能良好,保持率均高于80%。

本文针对耐高温阻燃环氧树脂碳纤维复合材料的力学性能、耐湿热性能、阻燃性能、防火性能进行研究,结果表明,耐高温阻燃复合材料具有良好的力学性能和阻燃性能。其中耐高温阻燃复合材料的阻燃等级为V-0级别,240 s内最大烟密度D_m为5.17,极限氧指数为39.5%,并通过烟毒性及防火试验,基本满足适航相关法规。通过上述性能研究,为阻燃结构功能一体化环氧树脂基复合材料在先进航空飞行器及发动机上的实际应用提供支撑。

本文通过气相色谱法检测PAN纺丝液中残留单体含量,研究了残留单体量对生产环境的影响,并分析得出残留单体量的最小标准。研究了残留单体对纺丝液性质的影响,发现由于持续聚合反应,残留单体丙烯腈会由于自身的反应提高纺丝液的黏度和固含量;进一步研究了残留单体对碳纤维强度和起毛量的影响,发现残留单体的减少有利于碳纤维生产以及碳纤维性能提升,并通过分析得出适应碳纤维生产的残留单体量。另外,从脱单过程的真空度、温度、薄膜表面积等方面出发,分析降低残留单体量的相关方法的影响,有助于合理化生产的进行。

针对典型航空航天器复合材料层板冲击载荷识别需求,提出了一种基于光纤Bragg光栅传感器的复合材料层板冲击响应特征辨识方法。基于光纤Bragg光栅传感器离散应变感知信息,发展了基于距离倒数乘方原理的复合材料层板冲击应变响应反演方法。基于冲击响应突变特征并结合极值比较法,辨识出冲击载荷对应的应变响应峰值所在位置。在辨识出冲击位置的基础上,提出采用贝叶斯正则化法对复合材料层板冲击载荷进行重构,有效解决了常规载荷历程重构中脉冲响应矩阵病态性造成的不适定性问题。实验结果显示,冲击点与辨识点坐标之间平均误差约为13.00 mm,重构所得冲击载荷有效作用历程内平均相对误差约为4.21%,载荷峰值辨识相对误差为3.85%。

在飞机复合材料构件装配中,目前常通过卡板等刚性约束方法消除其成型误差,这种调控方法可能会造成复合材料损伤。本文通过数字化测量获得复合材料构件实物外形数据,并重构其外形模型,设计了具有柔性的多点施力压头对构件进行外形调控。提出了将有限元计算与遗传算法相结合的求解方案,目标是在保证复合材料构件不发生损伤的前提下,使其实际外形尽量贴合理论外形。通过某型飞机雷达罩复合材料罩体实例验证此方法,发现按照利用约束卡板的原方案对罩体进行外形约束,其实际外形与理论外形在给定位置处精确度仅有66.7%,而通过本方法利用多点施力压头对罩体进行外形调控,其实际外形与理论外形在给定位置处精确度达到91.7%,相比原方案提高了25%。

以五长桁加筋壁板为对象研究帽形长桁加筋壁板的固化变形。采用三坐标仪测量了帽形长桁固化后外形,并对其固化变形进行了有限元仿真,长桁截面方向存在回弹变形,长度方向存在扭转变形。测量了帽形长桁固化后和加筋壁板固化后帽形长桁的高度和宽度,帽形长桁高度降低约0.5 mm,宽度增大约2 mm,帽形长桁存在压塌变形,有限元仿真结果与试验结果变化趋势一致。采用激光跟踪仪测量了加筋壁板的外形,加筋壁板沿垂直长桁长度方向存在明显弯曲变形,最大为12.9 mm,且仿真结果与试验结果一致。经过分析可知,帽形长桁扭转变形和压塌变形导致了帽形长桁加筋壁板的固化变形。

面向碳纤维增强聚苯硫醚(T700/PPS)热塑性复合材料缠绕构件应用,首次将NOL环试验用于拉-拉疲劳行为研究并提出寿命预测方法。基于自主研发的热塑性复合材料原位固结缠绕平台,采用T700/PPS预浸料和激光辅助缠绕原位固结工艺制备NOL试样;按照标准NOL环拉伸试验得到其静拉伸强度均值为2 438.35 MPa,离散系数为2.0%,破坏模式表现为脆性断裂,据此静强度数据制定疲劳测试的应力水平。针对环形试验件特点设计“分瓣圆环”疲劳夹具,开展NOL环在不同应力水平下的拉-拉疲劳试验,借助红外热成像仪观测并分析其在疲劳周期内的热学行为,捕捉和分析破坏模式。针对疲劳寿命数据离散性大的特点提出便捷高效的寿命预测算法:基于K-means聚类实现快速数据筛选,构建灰色GM(1,1)模型进行NOL环疲劳寿命预测并绘制S-N曲线。结果显示,当应力水平低于静强度的47%时,疲劳寿命将超过10⁷次,进入无限疲劳寿命阶段,为高速旋转缠绕件及热塑缠绕压力容器寿命设计提供了支撑。

与热压罐成型工艺相比,复合材料微波固化工艺能够减少成型周期,降低能耗,并具有良好的工艺控制性。本文根据理论分析结果设计了一种功能辅助结构,有效解决了多向铺层碳纤维复合材料微波加热效果差的问题。通过微波固化工艺实现了典型复合材料肋零件的成型,进一步推进了复合材料微波固化技术的工程应用。研究结果表明:采用微波固化工艺制造的复合材料肋零件的基本力学性能能够满足工程应用要求。与热压罐工艺相比,微波固化工艺能够将固化周期缩短59.8%,能耗降低61.5%。

针对高模量碳纤维复合材料管件高低温交变环境下截面变形、分层问题,基于纤维混杂思路,在其大角度差铺层之间增设单层超薄(0.02 mm)无碱玻璃纤维平纹布,仿真分析表明,该玻璃纤维平纹布的加入,有效缓解了碳纤维大角度铺层之间的热膨胀失配,降低了层间应力。高低温交变试验结果印证了仿真分析的正确性,经过液氮温度(-196 ℃)至+150 ℃共六个高低温交变循环后,层间设置玻璃纤维平纹布的管件试件截面结构保持完整,几何尺寸未发生变化。单向板弯曲对比试验表明,超薄玻璃纤维平纹布的加入不仅起到了层间增韧效果,且对结构的弯曲性能无明显影响,这得益于超薄玻璃纤维平纹布的低模量与极小的厚度占比(1.6%)。

本文引入Hashin失效准则,编译了USDFLD的子程序,通过ABAQUS-WCM软件实现了基于渐进损伤的Ⅳ型复合材料气瓶有限元数值模拟,并且最终缠绕成型复合材料气瓶进行爆破试验验证。渐进损伤的有限元分析结果表明,Ⅳ型复合材料气瓶的金属接头最大直径圆位置以及筒身段与封头过渡位置容易造成复合材料层的应力集中,为最先出现树脂基体以及纤维拉伸断裂失效的位置,并且树脂基体的失效先于纤维断裂失效,且失效面积较大。气瓶的爆破结果表明,预测的爆破压强和失效位置与真实试验结果较为接近,验证了模型的有效性。

“一代飞机,一代材料”,材料是飞机制造的基础。在一百多年的世界航空史上,飞机发展的快慢,很大程度取决于材料。复合材料具有比强度和比模量高、疲劳性能和耐腐蚀性能好、密度小等特性,极大促进了民用飞机产业的发展。目前,高性能复合材料用量已经是衡量民机先进性的指标之一。本文重点阐述了欧美国家制定并实施的一系列航空复合材料研究计划及其取得的重要成果,介绍了国内航空复合材料发展历程,总结了复合材料在国内外民用飞机领域应用现状。基于未来国内民用飞机需求量,从原材料、结构件制造和工艺装备等方面,分析了复合材料应用降低飞机结构重量、减少运营成本和提升经济性的优势,讨论了复合材料应用于国产民用飞机的机遇与挑战。

纤维增强复合材料由于其优异的力学性能已被广泛应用于各种轻量化场合。通常情况下,复合材料在实际应用中需要和金属等异质材料进行连接,其中混合连接接头相比胶接、传统机械连接具有更优异的力学性能。疲劳寿命是影响纤维增强复合材料-金属混合连接接头服役性能的关键,本文对混合连接接头各部分材料的疲劳性能进行了分析,探讨了混合连接接头疲劳寿命预测方法,分析了影响混合连接接头疲劳性能的重要因素,并对其发展趋势进行了总结和展望。

复合材料修复目前主要依赖于人工,存在效率低、准确度低、经验无法移植等问题,而机器人具有高自由度、高灵活性和操作标准化等特点。修复工艺与机器人技术相结合可以实现复合材料修复工艺的自动化,并大幅提高修复效率和标准化。目前,已有学者结合复合材料修复工艺的实际需求,开发了适用于钻孔、打磨、自动铺带和监测的末端执行器和机器人自动化修复系统,一定程度上解决了人工修复存在的精度低、修复质量不稳定等问题,为实现复合材料结构的高质量修复奠定技术基础。根据目前复合材料机器人修复技术的研究现状,深入介绍了复合材料修复中的机器人钻孔、机器人打磨、机器人自动铺带和机器人检测工艺的国内外研究现状及关键技术问题,分析了机器人技术在复合材料修复领域的应用,最后对复合材料机器人修复技术未来发展进行了展望。

未来新型航天飞行器具有飞行速度快、航行时间长等特点,已成为世界各航天大国的重要研究热点。为保障飞行器在长时间承受气动加热条件下安全飞行,防隔热复合材料的应用起到至关重要的作用。目前,针对航天飞行器防热复合材料存在层间性能薄弱、制备效率低,隔热陶瓷基复合材料夹层结构芯材性能薄弱、采用手工缝合增强的现状,文章从设计、制备及应用等方面分析总结了国内外防隔热复合材料及Z-pin增强技术研究现状,提出了我国未来Z-pin增强防隔热复合材料技术的发展趋势。